反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

热障涂层在涡轮叶片应用中的热防护有效性

建立了含热障涂层的涡轮叶片简化传热模型,通过理论推导建立了热障涂层的有效性判据,并基于此进行了热防护有效性分析。理论分析与数值实验表明:由热障涂层带来的复合传热表面传热系数的变化会显著影响热障涂层的热防护效果；在发动机典型工况下,对于处于高温区的高压涡轮叶片前缘处,热障涂层引起的复合传热表面传热系数变化率最大值的范围为1.25%~10.83%以满足热防护有效性要求。在工程中应特别注意由于热障涂层的应用带来的复合传热表面传热系数的变化,否则会导致热防护失效,甚至产生反效果。      

基于湍动能输运的一方程转捩模型

传统转捩模型的构造十分依赖转捩机理的发现和理解,对机理的模化也存在误差。本文基于尺度自适应的KDO湍流模型,以输运变量r=μt/μ重新标定模型参数,使模型整体达到了流动结构自适应,可实现湍流/转捩一体化计算。根据长度尺度的不同,可细分为KDO-tran和CKDO-tran模型。CFD计算评估了经典的T3A,T3B平板边界层旁路转捩,T3A-平板边界层自然转捩,Aero-A翼型分离泡转捩,DLR-F5,6:1椭球横流转捩及可压缩平板边界层、尖锥转捩。该模型无法精确捕捉层流-湍流的过渡,但能准确捕捉转捩的起始位置(Transition onset),在高Re数、复杂流动的表现尤其突出。该模型捕捉转捩的机制在于流动结构的自适应和湍流输运特性的保存,不引入任何转捩机理却能捕捉多种类型的转捩现象,具有较好的适用性。     

蜻蜓起飞过程飞行特征实验

针对蜻蜓自由起飞过程和准自由起飞过程进行实验观测,采用两个光轴相互垂直的高速摄像机进行拍摄,通过特征点匹配和三维重构方法准确地捕捉了两种起飞过程中蜻蜓身体和翅膀的运动参数,并进行运动特征分析与对比。实验结果表明:蜻蜓在自由起飞过程中采用同步振翅,离地后逐步转换成异步振翅(约110°),最大瞬时竖直加速度可以达到20m/s2;在准自由起飞过程中采用异步振翅(相位差180°),之后相位差逐步降低,最大瞬时竖直加速度为12m/s2;此外发现同步振翅、大攻角下拍及大拍动角有利于升力的产生。      

跨声速串列转子失速机制的数值研究

为了解决跨声速串列转子的低裕度问题,就必须了解跨声速串列转子的流场结构与失速机制.设计了叶尖切线速度为450m/s,负荷系数为0.56的高负荷跨声速串列转子.基于数值模拟的结果,分析了该串列转子在0.5mm叶尖间隙下的叶尖流场结构与失速机制,并在此基础上分别探讨了叶尖间隙和前、后排叶片周向位置对串列转子特性的影响和失速机制的变化.结果表明:前排叶片的叶尖区域是 影响串列转子稳定性的关键;随着叶尖间隙的增加,串列转子的失速机制也发生变化,从前排叶片叶尖区域的尾迹与径向潜流堵塞后排叶片通道转变为前排叶片叶尖泄漏流堵塞;在较大周向相对位置(后排叶片压力面周向远离前排吸力面)的情况下,串列转子获得最好的效果,随着周向相对位置(PP)的增加,失速部位从后排叶片转移至前排叶片.      

基于经验模态分解的燃烧不稳定性分析

实验研究了在常温常压条件下贫燃预混旋流火焰的燃烧不稳定性,发生燃烧不稳定性时其压力脉动表现为非平稳信号.利用一种基于经验模态分解(EMD)的希尔伯特-黄变换(HHT)算法对在当量比分别为0.71和0.80工况下的压力脉动信号进行了时频分析.针对压力脉动信号进行经验模态分解,选取主要的固有模态函数(IMF),对IMF通过HHT变换得到瞬时频率并进行统计分析.结果表明:在当量比为0.71时,压力信号呈间歇式的脉动,其振型为拍振;在当量比为0.80时,脉动压力信号则呈现出极限环振型.在基于EMD的HHT变换中,IMF体现了燃烧不稳定性的固有模态且具有自适应性强的特点.      

引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

以柴油为燃料的燃烧室燃烧效率实验及分析

地面动力常常需要改进利用航空燃气轮机技术,为了研究燃气轮机燃烧室在低工况下使用柴油燃料的燃烧效率问题,采用燃气分析试验方法,对燃气轮机燃烧室在不同进口总温、空气流量和油气比等工况下的燃烧效率进行了研究。结果表明:油气比较低时,燃烧区温度低,燃烧不完全导致燃烧效率急剧下降,随着燃烧室油气比的增加,燃烧效率逐渐接近100%;进口空气流量以及进口总温的增加会提高空气雾化喷嘴的雾化能力以及燃烧温度,燃烧更加充分完全,燃烧效率由96%左右提高至99%以上;总结归纳得到了适用于柴油燃料的燃烧效率预估经验关系式。     

低裂解度正癸烷物性快速计算方法

为研究正癸烷轻微裂解时物性计算方法,基于广义对应态法则建立起正癸烷裂解过程中的密度、黏度、导热系数和定压比热容的三种计算方法,包括直接计算、物性库插值计算、物性子库加权计算,在验证直接计算方法的准确度基础上,对比三种方法的计算精度、计算内存和计算时间来对其综合评估,并探究裂解度对高温物性的影响。计算温度变化范围为300~1020K,压力变化范围为1~15MPa,裂解度变化范围为0~0.25。结果表明:不同物性计算方法均能定性预测热物性的特殊变化趋势;以物性直接计算结果为基准,物性子库加权计算的误差与裂解度大小成正比;在不考虑计算内存的情况下,物性库插值计算方法能无损加速计算,低裂解度下快速工程计算可选择物性子库加权方法;裂解度对高温物性的影响显著且不可忽略。     

风车状态下转子性能及通道内流动分析

为探究低展弦比压气机转子在风车状态下由压气机模式向涡轮模式转化过程中性能、内部流场结构以及气动损失的演化过程,提出了一种基于叶片和流体间能量传递的简化数值计算方法,以获得某转速下的风车状态临界流量点。在数值模拟的基础上,重点对比了同一转速线上压气机工况点(小流量工况)、风车临界点和涡轮工况点下叶尖泄漏损失的演化机制,同时探究了叶片通道内流动分离的演化过程。 结果显示,随着转速的增加,转子风车状态临界流量呈现近似线性的变化趋势。而同转速下随流量增大,叶尖泄漏流从吸力面流向压力面,并与压力面上的低能量流体进行掺混,造成了流动堵塞。同时,从压气机模式转向涡轮模式的过程中,叶尖区域的流动分离从吸力面分离转变为压力面分离,随后分离强度和尺寸逐渐增大,造成的气动损失显著增加;而在轮毂区域,流动分离始终保持吸力面分离,其分离尺度沿径向有所发展。